(57)【要約】      （修正有）【課題】ガスタービンエンジンの高温ガス流路構成部品の改善された冷却方法を提供する。【解決手段】構成部品が、外面および内面を備える基材を備え、内面が少なくとも１つの中空内部空間を画定する。基材の外面が正圧側壁および負圧側壁を画定する。正圧側壁と負圧側壁が構成部品の前縁および後縁で接合されている。外面が、構成部品の後縁近傍の正圧側壁または負圧側壁に沿って少なくとも部分的に延在する１つまたは複数の溝を画定する。各溝がそれぞれの中空内部空間と流体連通している。構成部品は、さらに、基材の外面の少なくとも一部分の上に配置された構造コーティングを含む。構造コーティングが１つまたは複数の溝の上に延在して、１つまたは複数の溝および構造コーティングが、共に、構成部品の後縁を冷却するための１つまたは複数のチャネルを画定する。構成部品の後縁近傍に冷却チャネルを形成する方法もまた提供される。【選択図】図１
2013221511.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
外面および内面を備える基材であって、前記内面が少なくとも１つの中空内部空間を画定し、基材の前記外面が正圧側壁および負圧側壁を画定し、前記正圧側壁と前記負圧側壁が構成部品の前縁および後縁で接合され、前記外面が、構成部品の前記後縁近傍の前記正圧側壁および前記負圧側壁に沿って少なくとも部分的に延在する１つまたは複数の溝を画定し、各溝がそれぞれの中空内部空間と流体連通している、基材と、
前記基材の前記外面の少なくとも一部分の上に配置され、少なくとも構造コーティングを備えたコーティングであって、前記構造コーティングが前記１つまたは複数の溝の上に延在して、前記１つまたは複数の溝および前記構造コーティングが、共に、構成部品の前記後縁を冷却するための１つまたは複数のチャネルを画定する、コーティングと
を備える、構成部品。
【請求項２】
タービンエーロフォイルを備え、前記基材がそれぞれの中空内部空間と少なくとも１つの冷却チャネルとの間に延在し、流体連通をもたらす少なくとも１つのアクセスチャネルをさらに画定し、前記各アクセスチャネルが前記各冷却チャネルの基部と交差する、請求項１記載の構成部品。
【請求項３】
少なくとも１つの前記チャネルが、前記正圧側壁に沿って少なくとも部分的に延在し、少なくとも１つの前記チャネルが、前記負圧側壁に沿って少なくとも部分的に延在する、請求項１記載の構成部品。
【請求項４】
前記正圧側壁に沿って少なくとも部分的に延在する前記チャネルと、前記負圧側壁に沿って少なくとも部分的に延在する前記チャネルとが、位置合わせされている、請求項３記載の構成部品。
【請求項５】
前記正圧側壁に沿って少なくとも部分的に延在する前記チャネルと、前記負圧側壁に沿って少なくとも部分的に延在する前記チャネルとが、オフセットされている、請求項３記載の構成部品。
【請求項６】
前記基材が、複数のアクセスチャネルをさらに画定し、前記アクセスチャネルの少なくとも１つがそれぞれの中空内部空間と前記正圧側壁に沿って少なくとも部分的に延在する少なくとも１つの冷却チャネルとの間に延在し、流体連通をもたらし、前記アクセスチャネルの少なくとも１つがそれぞれの中空内部空間と前記負圧側壁に沿って少なくとも部分的に延在する前記少なくとも１つの冷却チャネルとの間に延在し、流体連通をもたらし、各アクセスチャネルが前記各冷却チャネルの基部と交差する、請求項３記載の構成部品。
【請求項７】
少なくとも１つの前記チャネルが、
前記負圧側壁に沿って部分的に延在する入口部分と、
前記正圧側壁に沿って部分的に延在する出口部分と、
前記冷却チャネルの前記入口部分と前記出口部分との間に延在する中間部分と
を備え、
前記基材がそれぞれの中空内部空間と前記冷却チャネルの前記入口部分との間に延在し、流体連通をもたらす少なくとも１つのアクセスチャネルをさらに画定し、前記アクセスチャネルが前記冷却チャネルの前記入口部分の基部と交差する、請求項１記載の構成部品。
【請求項８】
構成部品の前記後縁を冷却するために少なくとも２つのチャネルを備え、少なくとも１つの前記チャネルが、
前記負圧側壁に沿って部分的に延在する入口部分と、
前記正圧側壁に沿って部分的に延在する出口部分と、
前記冷却チャネルの前記入口部分と前記出口部分との間に延在する中間部分と
を備え、
別の少なくとも１つの冷却チャネルが、
前記正圧側壁に沿って部分的に延在する入口部分と、
前記負圧側壁に沿って部分的に延在する出口部分と、
前記冷却チャネルの前記入口部分と前記出口部分との間に延在する中間部分と
を備え、
前記基材がそれぞれの中空内部空間と前記冷却チャネルの前記各入口部分との間に延在し、流体連通をもたらす少なくとも２つのアクセスチャネルをさらに画定し、各アクセスチャネルが前記各冷却チャネルの前記入口部分の基部と交差する、請求項１記載の構成部品。
【請求項９】
前記負圧側壁に沿って部分的に延在する前記入口部分を備える前記チャネルと、前記正圧側壁に沿って部分的に延在する前記入口部分を備える前記チャネルとが、オフセットされている、請求項８記載の構成部品。
【請求項１０】
少なくとも１つの前記チャネルが、
前記負圧側壁に沿って部分的に延在する入口部分と、
前記正圧側壁に沿って少なくとも部分的に延在する出口部分と、
前記冷却チャネルの前記入口部分と前記出口部分との間に延在する中間部分と
を備え、
少なくとも別の前記チャネルが、前記正圧側壁に沿って少なくとも部分的に延在し、
前記基材が少なくとも２つのアクセスチャネルをさらに画定し、少なくとも１つの前記アクセスチャネルがそれぞれの中空内部空間と、前記負圧側壁に沿って部分的に延在し、前記各入口部分の基部と交差する前記冷却チャネルの前記各入口部分との間に延在し、流体連通をもたらし、少なくとも別の前記アクセスチャネルがそれぞれの中空内部空間と、前記正圧側壁に沿って少なくとも部分的に延在し、前記各冷却チャネルの基部と交差する前記冷却チャネルとの間に延在し、流体連通をもたらす、請求項１記載の構成部品。
【請求項１１】
前記負圧側壁に沿って部分的に延在する前記入口部分を備える前記チャネルと、前記正圧側壁に沿って少なくとも部分的に延在する前記他方のチャネルとが、オフセットされている、請求項１０記載の構成部品。
【請求項１２】
前記負圧側壁に沿って部分的に延在する前記入口部分を備える前記チャネルと、前記正圧側壁に沿って少なくとも部分的に延在する前記他方のチャネルとが、位置合わせされ、前記出口部分が、前記正圧側壁に沿って少なくとも部分的に延在する前記他方のチャネルの部分である、請求項１０記載の構成部品。
【請求項１３】
少なくとも１つの冷却チャネルが、前記負圧側壁に沿って少なくとも部分的に延在し、構成部品の前記後縁近傍の前記正圧側壁と交差する出口部分を含み、前記基材がそれぞれの中空内部空間と前記各冷却チャネルとの間に延在し、流体連通をもたらす少なくとも１つのアクセスチャネルをさらに画定し、各アクセスチャネルが前記各冷却チャネルの基部と交差する、請求項１記載の構成部品。
【請求項１４】
各溝が開口を備え、各溝が前記溝の前記開口で狭くなり、したがって、リエントラント形状の溝を備え、各冷却流路がリエントラント形状の冷却チャネルを備えるようになっている、請求項１記載の構成部品。
【請求項１５】
前記構造コーティングが、１つまたは複数の透過性スロットを画定し、前記構造コーティングが、各溝を完全には埋めないようになっている、請求項１記載の構成部品。
【請求項１６】
前記構造コーティングが、各溝を封止する、請求項１記載の構成部品。
【請求項１７】
外面および内面を備える基材を備える構成部品の後縁近傍に冷却チャネルを形成する方法であって、前記内面が少なくとも１つの中空内部空間を画定し、前記基材の前記外面が正圧側壁および負圧側壁を画定し、前記正圧側壁と前記負圧側壁が構成部品の前縁および後縁で接合されている、方法において、
前記構成部品の前記後縁近傍の前記正圧側壁または前記負圧側壁に沿って少なくとも部分的に延在する前記基材の前記外面内に少なくとも１つの溝を形成するステップと、
前記基材内に少なくとも１つのアクセス孔を形成するステップであって、各アクセス孔が、前記１つまたは複数の溝の各１つの前記基部を貫通して形成されて、前記溝を前記それぞれの中空内部空間と流体連通するように結合する、ステップと、
前記基材の前記外面の少なくとも一部分の上にコーティングを配置するステップであって、前記コーティングが少なくとも構造コーティングを備え、前記構造コーティングが、前記１つまたは複数の溝の上に延在して、前記１つまたは複数の溝、および前記構造コーティングが、共に、前記構成部品の前記後縁を冷却するための１つまたは複数のチャネルを画定するようになっている、ステップと
を含む方法。
【請求項１８】
前記基材の前記外面内の前記溝を形成するステップの前に、前記基材を鋳造するステップをさらに含む、請求項１７記載の方法。
【請求項１９】
各溝が開口を備え、各溝が前記溝の前記開口で狭くなり、したがって、リエントラント形状の溝を備え、各冷却流路がリエントラント形状の冷却チャネルを備えるようになっている、請求項１７記載の方法。
【請求項２０】
前記リエントラント形状の溝が、研磨材液体噴射を前記基材の表面に導くことによって形成される、請求項１９記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般にガスタービンエンジンに関し、より具体的には、その中のマイクロチャネル冷却に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンでは、高温燃焼ガスを生成するために、空気が圧縮機内で加圧され、燃焼器内で燃料と混合される。高圧タービン（ＨＰＴ）内でガスから抽出されるエネルギーは、圧縮機を駆動し、低圧タービン（ＬＰＴ）内で抽出されるエネルギーは、ターボファン航空機エンジン用途でファンを駆動し、または海洋および産業用では外部シャフトを駆動する。
【０００３】
エンジン効率は、燃焼ガスの温度と共に上昇する。しかし、燃焼ガスは、その流路に沿って様々な構成部品を加熱し、これは、長いエンジン寿命を達成するためにその冷却を必要とする。典型的には、高温ガス流路の構成部品は、圧縮機から抽気することによって冷却される。抽気は燃焼行程で使用されないので、この冷却工程はエンジン効率を低下させる。
【０００４】
ガスタービンエンジン冷却技術は成熟しており、冷却回路の様々な態様、および様々な高温ガス流路構成部品の特徴に対して、多くの特許を含む。例えば、燃焼器は、半径方向外側および内側のライナを含み、これらは作動中に冷却を必要とする。タービンノズルは、外側バンドと内側バンドとの間に支持されている中空のベーンを含み、それらもまた冷却を必要とする。タービンロータブレードは中空であり、一般に冷却回路をその中に含み、ブレードは、タービンシュラウドによって取り込まれており、これらもまた冷却を必要とする。高温燃焼ガスは、やはりライニングされていることがある排気を通って排出され、適切に冷却される。
【０００５】
すべてのこれらの例示的ガスタービンエンジン構成部品では、高強度超合金金属の薄い壁が一般に使用され、構成部品の重量を低減し、その冷却の必要を最小に抑えている。様々な冷却回路および特徴が、エンジン内の対応する環境内でのこれらの個々の構成部品に合わせてある。例えば、一連の内部冷却通路またはサーペンタインを高温ガス流路構成部品内に形成することができる。冷却流体をプレナムからサーペンタインに供給することができ、冷却流体は、通路を通って流れることができ、高温ガス流路構成部品の基材および任意の関連するコーティングを冷却する。しかし、この冷却方法では、一般に、相対的に熱伝達率が低くなり、構成部品温度プロファイルが不均一になる。
【０００６】
具体的には、薄い、空気力学的な後縁プロファイルに対する要求をも満たすと同時に、エーロフォイル後縁領域を十分に冷却することは従来から困難である。後縁領域を冷却する従来の手法は、鋳造金属中心線を通って、直接後縁基部の外に出る冷却孔を開けることを含む。しかし、この手法は、普通なら望ましいはずの厚さよりも厚い後縁を必要とする。別の手法は、正圧側抽気スロット構成を鋳造することである。しかし、この第２の手法は、セラミックコア問題、ならびに望ましいものより低くなり得る鋳造歩留りに通じる可能性がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】米国特許第８１４７１９６号明細書
【発明の概要】
【０００８】
したがって、望ましくないほど厚い後縁を用いず、鋳造歩留りに悪影響を及ぼさずに、後縁領域内に改善された冷却をもたらすことが望ましいであろう。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
本発明の一態様が、外面および内面を備える基材であって、内面が少なくとも１つの中空内部空間を画定し、基材の外面が正圧側壁および負圧側壁を画定する基材を備える構成部品に存する。正圧側壁と負圧側壁が構成部品の前縁および後縁で接合されている。外面が、構成部品の後縁近傍の正圧側壁および負圧側壁に沿って少なくとも部分的に延在する１つまたは複数の溝を画定する。各溝がそれぞれの中空内部空間と流体連通している。構成部品は、さらに、基材の外面の少なくとも一部分の上に配置されたコーティングを含む。コーティングが少なくとも構造コーティングを備え、構造コーティングが１つまたは複数の溝の上に延在して、１つまたは複数の溝および構造コーティングが、共に、構成部品の後縁を冷却するための１つまたは複数のチャネルを画定する。
【００１０】
本発明の別の態様が、外面および内面を備える基材を含む構成部品の後縁近傍に冷却チャネルを形成する方法に存し、内面が少なくとも１つの中空内部空間を画定し、基材の外面が正圧側壁および負圧側壁を画定する。正圧側壁と負圧側壁が構成部品の前縁および後縁で接合されている。その方法が、構成部品の後縁近傍の正圧側壁または負圧側壁に沿って少なくとも部分的に延在する基材の外面内に少なくとも１つの溝を形成するステップと、基材内に少なくとも１つのアクセス孔を形成するステップとを含み、各アクセス孔が、１つまたは複数の溝の各１つの基部を貫通して形成されて、溝をそれぞれの中空内部空間と流体連通するように結合する。その方法は、さらに、基材の外面の少なくとも一部分の上にコーティングを配置するステップを含み、コーティングが少なくとも構造コーティングを備え、構造コーティングが、１つまたは複数の溝の上に延在して、１つまたは複数の溝、および構造コーティングが、共に、構成部品の後縁を冷却するための１つまたは複数のチャネルを画定するようになっている。
【００１１】
本発明のこれらおよび他の特徴、態様、ならびに利点が、添付の図面を参照して以下の詳細な説明を読めば、より良く理解されるであろうが、添付の図面では、図面全体を通して、同じ参照符号は同じ部品を示す。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】ガスタービンシステムの概略図である。
【図２】例示的なエーロフォイル構成の概略横断面図である。
【図３】冷却チャネルが正圧側壁および負圧側壁の両方にある、エーロフォイルの後縁を冷却するための構成の概略横断面図である。
【図４】冷却チャネルが最初に負圧側壁上にあり、横断して正圧側壁を冷却する、エーロフォイルの後縁を冷却するための別の構成の概略横断面図である。
【図５】負圧側壁から正圧側壁に横断した冷却チャネル、および正圧側壁から負圧側壁に横断した別の冷却チャネルを有する、エーロフォイルの後縁を冷却するための第３の構成の概略横断面図である。
【図６】冷却チャネルで正が圧側壁および負圧側壁に沿って延び、負圧側壁に沿って延在する冷却チャネルが正圧側壁に横断する、エーロフォイルの後縁を冷却するための第４の構成の概略横断面図である。
【図７】基材の面に沿って部分的に延在し、冷却剤をエーロフォイルの後縁に導く３つの例示的なマイクロチャネルの概略斜視図である。
【図８】多孔性スロットが構造コーティングを貫通して延在する、３つのリエントラント形状チャネルの横断面図である。
【図９】冷却チャネルが負圧側壁に沿って延在し、正圧側壁の方へ横断する、エーロフォイルの後縁を冷却するための別の例示的な構成の概略横断面図である。
【図１０】リエントラント形状の溝を形成するために、角度φで研磨材液体噴射を行う第１のパスの図である。
【図１１】リエントラント形状の溝を形成するために、反対の角度１８０−φで研磨材液体噴射を行う第２のパスの図である。
【図１２】リエントラント形状の溝を形成するために、溝に垂直に研磨材液体噴射を行う選択的第３のパスの図である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
本明細書では、「第１の（ｆｉｒｓｔ）」、「第２の（ｓｅｃｏｎｄ）」などの用語は、任意の順番、量、または重要性を示すのではなく、むしろ、１つの要素と別の要素とを区別する目的で使用される。本明細書では、「１つの（ａ）」および「１つの（ａｎ）」という用語は、量の限定を示すのではなく、むしろ少なくとも１つの参照事項の存在を示す。量に関連して使用される修飾語「約（ａｂｏｕｔ）」は、述べた値を包含し、文脈によって決定される意味を有する（例えば、特定の量の測定に関連する誤差の程度を含む）。加えて、「組合せ（ｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎ）」という用語は、ブレンド、混合物、合金、反応生成物（ｒｅａｃｔｉｏｎ  ｐｒｏｄｕｃｔｓ）などを包含する。
【００１４】
さらに、この明細書では、接尾辞「（ｓ）」は、通常、それが修飾する単数、および複数の用語の両方を含み、したがって、１つまたは複数のその用語を含む（例えば、「通路孔（ｔｈｅ  ｐａｓｓａｇｅ  ｈｏｌｅ）」は、別段の特定がない限り、１つまたは複数の通路孔を含むことができる）。明細書全体で、「一実施形態」、「別の実施形態」、「ある実施形態」、などへの参照は、その実施形態に関連して記載される特定の要素（例えば、特徴、構造、および／または特性）が、本明細書に記載する少なくとも１つの実施形態に含まれ、他の実施形態に存在することもあるし、存在しないこともあるということを意味する。同様に、「特定の構成部品」への参照は、その実施形態に関連して記載される特定の要素（例えば、特徴、構造、および／または特性）が、本明細書に記載する少なくとも１つの実施形態に含まれ、他の実施形態に存在することもあるし、存在しないこともあるということを意味する。加えて、記載されている発明性のある特徴が、任意の適切な方法で、様々な実施形態および構成に組み合わせることができることを理解されたい。
【００１５】
図１は、ガスタービンシステム１０の概略図である。システム１０は、１つまたは複数の圧縮機１２、燃焼器１４、タービン１４および燃料ノズル２０を含むことができる。圧縮機１２およびタービン１６は、１つまたは複数のシャフト１８によって結合されている。シャフト１８は、単一のシャフト、またはシャフト１８を形成するように共に結合される複数のシャフト部分であることができる。
【００１６】
ガスタービンシステム１０は、複数の高温ガス流路構成部品１００を含むことができる。高温ガス流路構成部品は、システム１０を通る高温ガス流に少なくとも部分的にさらされるシステム１０の任意の構成部品である。例えば、バケット組立体（ブレードまたはブレード組立体としても知られている）、ノズル組立体（ベーンまたはベーン組立体としても知られている）、シュラウド組立体、トランジションピース、保持リング、および圧縮機排気構成部品は、すべて高温ガス流路構成部品である。しかし、本発明の高温ガス流路構成部品１００は、上記の例に限定されず、少なくとも部分的に高温ガス流にさらされる任意の構成部品であってよいことを理解されたい。さらに、本開示の高温ガス流路構成部品１００は、ガスタービンシステム１０の構成部品に限定されず、高温流にさらされる可能性がある機器の任意の部品、またはその構成部品である場合があることを理解されたい。
【００１７】
高温ガス流路構成部品１００が高温ガス流にさらされる場合、高温ガス流路構成部品１００は、高温ガス流によって加熱され、高温ガス流路構成部品１００が実質的に劣化、または損傷する温度に達する場合がある。したがって、システム１０が、高温の高温ガス流で作動することを可能にし、システム１０の効率、性能、および／または寿命を向上させるために、高温ガス流路構成部品１００のための冷却システムが必要である。
【００１８】
マイクロチャネル冷却が、加熱される領域にできる限り接近して冷却を配置することによって、冷却要求を極めて低減する可能性を有し、それによって、所与の熱伝達速度に対して、主な負荷に耐える基材材料の高温側と低温側との間の温度の相違を減少させる。
【００１９】
一般に、本開示の冷却システムは、高温ガス流路構成部品１００の面に形成される、一連の小さいチャネル、またはマイクロチャネルを含む。例えば、産業用サイズの動力生成タービン構成部品に対して、「小さい」、または「マイクロ」チャネルの寸法は、概ね、０．２５ｍｍ〜１．５ｍｍの範囲にある深さおよび幅を含むが、一方、航空機サイズのタービン構成部品に対して、チャネルの寸法は、概ね、０．１ｍｍ〜０．５ｍｍの範囲にある深さおよび幅を含むであろう。高温ガス流路構成部品は、保護コーティングを備え付けることができる。冷却流体がプレナムからチャネルに供給可能であり、冷却流体がチャネルを通って流れることができ、高温ガス流路構成部品を冷却する。
【００２０】
構成部品１００を図２〜図９を参照して説明する。図示のように、例えば、図２および図３では、構成部品１００は、外面１１２および内面１１６を有する基材１１０を含む。例えば、図２および図３に示すように、内面１１６は、少なくとも１つの中空内部空間１１４を画定する。例えば、図２および図３に示すように、基材１１０の外面１１２は、正圧側壁２４および負圧側壁２６を画定し、正圧側壁２４と負圧側壁２６は、構成部品１００の前縁２８および後縁３０で接合されている。図１に示すように、負圧側２６は凸形状であり、正圧側２４は凹形状である。
【００２１】
図示のように、例えば、図２および図３では、外面１１２が１つまたは複数の溝１３２を画定し、各溝１３２は、構成部品１００の後縁３０近傍に、正圧側壁２４または負圧側壁２６に沿って少なくとも部分的に延在する。本明細書で使用されるとき、「後縁３０の近傍」は、前縁と後縁との間の基材のどちらかの側で計測される場合、後縁からの基材の表面長の３０％以内であることを意味すると理解すべきである。図３は、冷却チャネルの出口が構成部品の後縁３０にあることを図示しているが、出口は後縁近傍にあることのみが必要であるということに留意すべきである。図３に示すように、例えば、各溝１３２はそれぞれの中空内部空間１１４と流体連通している。
【００２２】
典型的には、基材１１０は、１つまたは複数の溝１３２を形成する前に鋳造される。本明細書がその全体を組み込む、米国特許第５，６２６，４６２号のＭｅｌｖｉｎ  Ｒ．Ｊａｃｋｓｏｎらによる「二重壁エーロフォイル（Ｄｏｕｂｌｅ−ｗａｌｌ  ａｉｒｆｏｉｌ）」に論じられているように、基材１１０は、任意の適切な材料から形成可能である。構成部品１００に対して意図される用途に応じて、これは、Ｎｉ基超合金、Ｃｏ基超合金、およびＦｅ基超合金を含むことができる。Ｎｉ基超合金は、γ相およびγ’相の両方を含む超合金であることができ、特に、それらのＮｉ基超合金は、γ相およびγ’相の両方を含み、γ’相が超合金体積の少なくとも４０％を占める。そのような合金は、高温強度および高温耐クリープ性を含む所望の特性の組合せのために有利であると知られている。基材材料は、また、ＮｉＡｌ金属間化合物合金を含むことができる。というのは、これらの合金は、航空機用に使用されるタービンエンジン用途で使用する際に有利である高温強度および高温耐クリープ性を含めて、優れた特性の組合せを有することも知られているからである。Ｎｂ基合金の場合、優れた抗酸化を有するコーティング付きＮｂ基合金が好ましく、特にそれらの合金は、Ｎｂ−（２７〜４０）Ｔｉ−（４．５〜１０．５）Ａｌ−（４．５〜７．９）Ｃｒ−（１．５〜５．５）Ｈｆ−（０〜６）Ｖを含み、その組成範囲は原子組成百分率である。基材材料は、また、シリサイド、カーバイドまたはホウ化物を含むＮｂ含有金属間化合物合成物など、少なくとも１つの二次相を含むＮｂ基合金を含むことができる。そのような合金は、延性相（すなわち、Ｎｂ基合金）および強度相（すなわち、Ｎｂ含有金属間化合物合成物）の複合材である。他の構成として、基材材料は、Ｍｏ5ＳｉＢ2およびＭｏ3Ｓｉを二次相に有するモリブデン基合金（固溶体）など、モリブデン基合金を含む。他の構成として、基材材料は、炭化ケイ素繊維で強化された炭化ケイ素（ＳｉＣ）マトリクスなど、セラミックマトリクス複合材を含む。他の構成として、基材材料は、ＴｉＡｌ基金属間化合物合成物を含む。
【００２３】
溝１３２は、様々な技術を使用して形成可能である。溝１３２を形成するための例示的な技術は、研磨材液体噴射、プランジ電解加工（ＥＣＭ：ｅｌｅｃｔｒｏｃｈｅｍｉｃａｌ  ｍａｃｈｉｎｉｎｇ）、スピニング電極（ＥＤＭミリング）を用いる放電加工（ＥＤＭ：ｅｌｅｃｔｒｉｃ  ｄｉｓｃｈａｒｇｅ  ｍａｃｈｉｎｉｎｇ）、およびレーザ加工を含む。レーザマシニング技術の例は、本願の譲受人に譲渡された、２０１０年１月２９日出願の米国特許出願第１２／６９７，００５号「成形された空気孔を形成する工程およびシステム」に記載されており、その全体が参照として本明細書に組み込まれている。ＥＤＭ技術の例は、本願の譲受人に譲渡された、２０１０年５月２８日出願の米国特許出願第１２／７９０，６７５号「山形（ｃｈｅｖｒｏｎ）膜冷却孔を含む物品および関連する工程」に記載されており、その全体を参照として本明細書に組み込まれている。
【００２４】
特定の工程として、溝は研磨材液体噴射（図示せず）を使用して形成される。例示的な水噴射穿孔工程およびシステムは、本願の譲受人に譲渡された、２０１０年５月２８日出願の米国特許出願第１２／７９０，６７５号「山形膜冷却孔を含む物品および関連する工程」に開示されており、その全体が参照として本明細書に組み込まれている。米国特許出願第１２／７９０，６７５号に説明されるように、水噴射工程は、典型的には、高圧水の流れの中に浮遊する、研磨用粒子（例えば、研磨用「粗粒」）の高速流を利用する。水圧は著しく変化する可能性があるが、しかし、約３５〜６２０ＭＰａの範囲であることが多い。ガーネット、酸化アルミニウム、炭化ケイ素、およびガラスビーズなど、多くの研磨用材料を使用することができる。有利なことに、研磨材液体噴射加工技術の能力により、形状を制御して、様々な深さに段階的に材料を除去することが容易になる。例えば、これにより、チャネルに流れ込む内部アクセス孔１４０（図３〜６を参照して以下に説明する）を一定の断面のまっすぐな孔、成形された孔（楕円形など）、あるいは、収束型または発散型の孔のいずれかとして穿孔することができる。
【００２５】
加えて、および米国特許出願第１２／７９０，６７５号の中で説明されるように、水噴射システムは、多軸コンピュータ数値制御（ＣＮＣ）ユニット（図示せず）を含むことができる。ＣＮＣシステム自体は、当技術分野で周知であり、例えば、米国特許公開公報第１００５／００１３９２６号（Ｓ．Ｒｕｔｋｏｗｓｋｉら）に記載されており、それは本明細書に参照として組み込まれている。ＣＮＣシステムは、切削器具がいくつかのＸ軸、Ｙ軸、およびＺ軸、ならびに回転軸に沿って移動することを可能にする。
【００２６】
より具体的には、図１０〜１２に示すように、各溝１３２は、研磨材液体噴射１６０（図１０）の第１のパスで、研磨材液体噴射１６０を基材１１０の面１１２に対して横方向の角度で導き、次いでその横方向の角度と実質的に反対の角度（図１１）で続きのパスを作製することによって形成可能であり、各溝が溝の開口１３６で狭くなり、したがって、リエントラント形状の溝（図６を参照して以下に説明するように）を備えるようになる。典型的には、複数のパスが実施されて、溝に対して所望の深さおよび幅を達成する。この技術は、本願の譲受人に譲渡された、Ｂｕｎｋｅｒらによる米国特許出願第１２／９４３，６２４号「リエントラント形状冷却チャネルを備える構成部品および製造方法」の中に記載されており、その全体が参照として本明細書に組み込まれている。加えて、リエントラント形状の溝１３２を形成するステップは、追加のパスを実施することをさらに含み、そのパスでは、研磨材液体噴射が、横方向の角度と実質的に反対の角度との間の１つまたは複数の角度で、溝１３２の基部１３４の方へ導かれて、材料が溝１３２の基部１３４から除去されるようになる。
【００２７】
次に、図２、３、７および８を参照すると、構成部品１００は、さらに、基材１１０の外面１１２の少なくとも一部分の上に配置されたコーティング１５０を含む。図示のように、例えば、図８では、コーティング１５０は、少なくとも１つの構造コーティング５４を含む。コーティング１５０は、適切な材料を含み、構成部品に結合されている。例えば、図７に示す例示的な配置では、構造コーティング５４は、１つまたは複数の溝１３２の上に延在し、１つまたは複数の溝１３２および構造コーティング５４が、共に、構成部品１００の後縁３０を冷却するための１つまたは複数のチャネル１３０を画定する。
【００２８】
具体的な構成として、コーティング１５０は、０．１〜２．０ｍｍの範囲の厚さを有し、より具体的には、０．２〜１ｍｍの範囲の厚さ、およびさらに具体的には、産業用構成部品向けに０．２〜０．５ｍｍの範囲の厚さを有する。航空機構成部品向けに、この範囲は、典型的には、０．１〜０．２５ｍｍである。しかし、特定の構成部品１００に対する要求に応じて、他の厚さを利用することができる。
【００２９】
コーティング１５０は、構造コーティング層を含み、選択的追加の１つまたは複数のコーティング層をさらに含むことができる。１つまたは複数のコーティング層は、様々な技術を使用して蒸着され得る。具体的な工程として、構造コーティングは、イオンプラズマ蒸着（カソードアーク）を実施することによって蒸着される。例示的なイオンプラズマ蒸着装置および方法は、本願の譲受人に譲渡された、Ｗｅａｖｅｒらによる米国特許出願第１００８０１３８５２９号「カソードアークイオンプラズマ蒸着用方法および装置」に提供されており、その全体が参照として本明細書に組み込まれている。簡単に言えば、イオンプラズマ蒸着は、コーティング材料で形成される消耗型カソードを真空チャンバ内の真空環境の中に配置するステップと、真空環境の中に基材１１０を設けるステップと、カソードに電流を供給して、カソード面上にカソードアークを形成し、カソード面からコーティング材料をアークによって浸食することをもたらすステップと、カソードからのコーティング材料を基材面１１２上に蒸着するステップを含む。
【００３０】
イオンプラズマ蒸着を使用して蒸着されたコーティングの限定しない例には、構造コーティング、ならびに接着コーティングおよび抗酸化コーティングが含まれ、Ｊａｃｋｓｏｎらの米国特許第５，６２６，４６２号「二重壁エーロフォイル」を参照して以下により詳細に論ずる。ある高温ガス流路構成部品１００に対して、構造コーティングは、Ｎｉ基合金、またはＣｏ基合金を含むことができ、より具体的には超合金または（Ｎｉ，Ｃｏ）ＣｒＡｌＹ合金を含む。例えば、基材材料が、γ相およびγ’相の両方を含むＮｉ基超合金である場合、構造コーティングは、米国特許第５，６２６，４６２号を参照して以下に詳細に論ずるように、類似の材料組成を含むことができる。
【００３１】
他の構成の工程に対して、構造コーティングは、熱溶射工程およびコールドスプレ工程の少なくとも１つを実施することによって蒸着される。例えば、熱溶射工程は、燃焼溶射またはプラズマ溶射を含むことができ、燃焼溶射は、高速酸素燃料溶射（ＨＶＯＦ：ｈｉｇｈ  ｖｅｌｏｃｉｔｙ  ｏｘｙｇｅｎ  ｆｕｅｌ  ｓｐｒａｙｉｎｇ）または高速空気燃料溶射（ＨＶＡＦ：ｈｉｇｈ  ｖｅｌｏｃｉｔｙ  ａｉｒ  ｆｕｅｌ  ｓｐｒａｙｉｎｇ）を含むことができ、プラズマ溶射は、大気圧（空気または不活性ガスなど）プラズマ溶射または減圧プラズマ溶射（ＬＰＰＳ：ｌｏｗ  ｐｒｅｓｓｕｒｅ  ｐｌａｓｍａ  ｓｐｒａｙ）（真空プラズマ溶射またはＶＰＳとしても知られている）を含むことができる。限定しない実施例では、（Ｎｉ，Ｃｏ）ＣｒＡｌＹコーティングは、ＨＶＯＦまたはＨＶＡＦによって蒸着される。構造コーティングを蒸着するための他の例示的な技術には、限定しないが、スパッタリング、電子ビーム物理蒸着、無電解鍍金、および電気メッキが含まれる。
【００３２】
ある構成に対して、構造的および選択的追加のコーティング層を蒸着するために複数の蒸着技術を採用することが望ましい。例えば、第１の構造コーティング層がイオンプラズマ蒸着を使用して蒸着可能であり、続きの蒸着層および選択的追加の蒸着層（図示せず）が、燃焼溶射工程またはプラズマ溶射工程などの他の技術を使用して蒸着可能である。使用される材料に応じて、コーティング層向けの異なる蒸着技術を使用することにより、限定しないが、歪み耐性、強度、溶着力、および／または延性などの特性に利点をもたらすことができる。
【００３３】
図３〜７に示す構成に対して、構成部品は、タービンエーロフォイル１００（例えば、タービンブレードまたはベーンの中での使用向け）を備え、基材１１０はそれぞれの中空内部空間１１４（図３）と少なくとも１つの冷却チャネル１３０との間に延在し、流体連通をもたらす少なくとも１つのアクセスチャネル１４０をさらに画定する。例えば、図７に示すように、各アクセスチャネル１４０は、各冷却チャネル１３０の基部１３４と交差する。各冷却チャネルを供給する内部アクセス孔１４０は、一定の断面のまっすぐな孔、成形された孔（楕円形など）、あるいは収束型または発散型の孔のいずれかとして穿孔され得る。アクセス孔を形成する方法は、本願の譲受人に譲渡された、Ｒｏｎａｌｄ  Ｓ．Ｂｕｎｋｅｒらによる米国特許出願第１３／２１０，６９７号「冷却チャネルを備える構成部品および製造方法」に提供されており、その全体が参照として本明細書に組み込まれている。
【００３４】
上記の冷却チャネル１３０に加えて、例えば図３の中に示すように、膜孔７０がコーティング１５０を貫通して形成されている。本願の譲受人に譲渡された、Ｂｕｎｋｅｒらによる米国特許出願第１２／９６５，０８３号「冷却チャネルを備える構成部品および製造方法」が、冷却チャネル領域の上で直接切るトレンチを使用して膜孔を形成する技術を開示しており、それによって、各膜孔を正確に配置する必要性が除かれる。有利なことに、膜孔を追加することによって、マイクロチャネル冷却に加えて膜冷却をもたらして、さらに構成部品を冷却する。明確に図示しないが、従来の膜冷却孔を組み込むことも可能であり、その場合、膜冷却孔は中空内部空間１１４から基材１１０（構成部品の壁）を直接貫通して延在する。
【００３５】
冷却チャネル１３０に対して、複数の可能な配置が存在する。図３に示す例示的な構成に対して、少なくとも１つの冷却チャネル１３０が正圧側壁２４に沿って少なくとも部分的に延在し、少なくとも１つの冷却チャネル１３０が負圧側壁２６に沿って少なくとも部分的に延在する。有利なことに、この構成は、後縁近傍の相対的に薄い区域の構成部品の負圧側の部分、および正圧側の部分を冷却する。図３に示す断面は、正圧側に沿って延在する１つだけの冷却チャネル、および負圧側に沿って延在する１つだけの冷却チャネルを示すが、各正圧側２４および負圧側２６に沿って延在する複数の冷却チャネルが存在することができ、その場合、冷却チャネルは、構成部品の高さに沿って取られた異なる断面に位置するということに留意されたい。本明細書で使用するとき、構成部品の「高さ」は、エーロフォイルの半径方向に沿って測定される。特定の配置（例えば、図３に示す）に対して、正圧側壁２４に沿って少なくとも部分的に延在する冷却チャネル１３０と、負圧側壁２６に沿って少なくとも部分的に延在する冷却チャネル１３０とは、位置合わせされる。すなわち、この１対の冷却チャネルは、構成部品の高さ（すなわち、半径方向）に沿って取られた同じ断面内に位置する。しかし、他の構成（図示せず）に対しては、正圧側壁２４に沿って少なくとも部分的に延在する冷却チャネル１３０と、負圧側壁２６に沿って少なくとも部分的に延在する冷却チャネル１３０とは、オフセットされる。すなわち、この１対の冷却チャネルは、構成部品の半径方向（または、高さ）に沿って取られた同じ断面内に位置しないであろう。その代り、冷却チャネルは、構成部品の半径方向に沿って取られた異なる断面に存在することになろう。やはり他の構成に対して、正圧側冷却チャネルおよび負圧側冷却チャネルは、後縁に対して、異なる配向および非直交の配向を有することができ、チャネルは平行な断面に位置しないことになる。言い換えれば、どちら側の冷却チャネルも、および任意の複数の図示された構成の冷却チャネルも、２つ以上のエーロフォイル区域を横切ることができ、１つの区域は一定の半径方向の高さのエーロフォイル部分として画定される。
【００３６】
より具体的には、図３に示す例示的な構成に対して、基材１１０は、複数のアクセスチャネル１４０をさらに画定する。図３に示すように、少なくとも１つのアクセスチャネル１４０がそれぞれの中空内部空間１１４と、正圧側壁２４に沿って少なくとも部分的に延在する冷却チャネル１３０との間に延在し、流体連通をもたらし、少なくとも１つのアクセスチャネル１４０がそれぞれの中空内部空間１１４と、負圧側壁２６に沿って少なくとも部分的に延在する冷却チャネル１３０との間に延在し、流体連通をもたらす。図７に示すように、例えば、各アクセスチャネル１４０は、各冷却チャネル１３０の基部１３４と交差する。
【００３７】
図４に示す例示的な構成に対して、少なくとも１つの冷却チャネル１３０が、負圧側壁２６に沿って部分的に延在する入口部分３２、正圧側壁２４に沿って部分的に延在する出口部分３６、および冷却チャネル１３０の入口部分３２と出口部分３６との間に延在する中間部分３４を備える。図４は、構成部品の後縁３０で出る冷却チャネルの出口を示すが、上記に定義するように、出口は後縁近傍で出るということだけが必要であることに留意されたい。図４に示すように、この構成に対して、基材１１０はそれぞれの中空内部空間１１４と、冷却チャネル１３０の入口部分３２との間に延在し、流体連通をもたらす少なくとも１つのアクセスチャネル１４０をさらに画定する。図７に概略的に示すように、例えば、アクセスチャネル１４０は、冷却チャネル１３０の入口部分３２の基部１３４と交差する。高温ガスがその局所的最大速度にある、エーロフォイルの後縁の負圧側に冷却剤が排出する場合、発生することになる空気混合損失と比較して、有利なことに、この構成では、負圧側の部分を冷却し、排出のために正圧側に上方に経路を定めるので、空気混合損失がより低くなる。さらに、負圧側から固体域を通って正圧側に横断することによって、マイクロチャネルが後縁近傍の固体域を冷却する。
【００３８】
図５に示す例示的な構成に対して、構成部品１００は、構成部品１００の後縁３０を冷却するために少なくとも２つのチャネル１３０を備える。図５に示すように、少なくとも１つのチャネル１３０が、負圧側壁２６に沿って部分的に延在する入口部分３２、正圧側壁２４に沿って部分的に延在する出口部分３６、および冷却チャネル１３０の入口部分３２と出口部分３６との間に延在する中間部分３４を備える。図５に示すように、冷却チャネル１３０の少なくとも別の１つが、正圧側壁２４に沿って部分的に延在する入口部分３２、負圧側壁２６に沿って部分的に延在する出口部分３６、および冷却チャネル１３０の入口部分３２と出口部分３６との間に延在する中間部分３４を備える。図５は、構成部品の後縁３０で出る冷却チャネルの出口を示すが、上記に定義するように、出口は後縁近傍で出るということだけが必要であることに留意されたい。図５に示すように、基材１１０はそれぞれの中空内部空間１１４と冷却チャネル１３０の各入口部分３２との間に延在し、流体連通をもたらす少なくとも２つのアクセスチャネル１４０をさらに画定する。各アクセスチャネル１４０は、各冷却チャネル１３０の入口部分３２の基部１３４と交差する。図５には明確に示されないが、チャネル１３０は、基材の後縁部分を横切って少なくとも部分的に延在して、入口部分と出口部分とを結合する複数の中間部分を含むことができる。例えば、中間部分は、「Ｍ」形状または「Ｗ」形状（図示せず）の半分を形成することができる。具体的な構成に対して、負圧側壁２６に沿って部分的に延在する入口部分３２を有するチャネル１３０と、正圧側壁２４に沿って部分的に延在する入口部分３２を有するチャネル１３０とはオフセットされる。すなわち、２つのチャネルは、構成部品の半径方向（高さ）に沿って取られた異なる断面に配置される。
【００３９】
図６に示す例示的な構成に対して、少なくとも１つの冷却チャネル１３０が、負圧側壁２６に沿って部分的に延在する入口部分３２、正圧側壁２４に沿って少なくとも部分的に延在する出口部分３６、および冷却チャネル１３０の入口部分３２と出口部分３６との間に延在する中間部分３４を備える。図６に示すように、少なくとも別のチャネル１３０が、正圧側壁２４に沿って少なくとも部分的に延在する。図６は、構成部品の後縁３０で出る冷却チャネルの出口を示すが、上記に定義するように、出口は後縁近傍で出ることだけが必要であることに留意されたい。図６に示すように、基材１１０は、少なくとも２つのアクセスチャネル１４０をさらに画定し、少なくとも１つのアクセスチャネル１４０がそれぞれの中空内部空間１１４と、負圧側壁２６に沿って部分的に延在し、各入口部分３２の基部１３４と交差する冷却チャネル１３０の各入口部分３２との間に延在し、流体連通をもたらし、少なくとも別のアクセスチャネル１４０がそれぞれの中空内部空間１１４と、正圧側壁２４に沿って少なくとも部分的に延在し、各冷却チャネル１３０の基部１３４と交差する冷却チャネル１３０との間に延在し、流体連通をもたらす。有利なことに、固体域を通って他方側に横断することによって、冷却チャネルは、後縁近傍の基材の固体域内に追加の冷却をもたらし、ならびに、より低い空気混合損失の生成をもたらす。
【００４０】
図６に示すチャネル構成の特定の配置に対して、負圧側壁２６に沿って部分的に延在する入口部分３２を有する冷却チャネル１３０と、正圧側壁２４に沿って少なくとも部分的に延在する他方の冷却チャネル１３０とはオフセットされる。すなわち、２つのチャネルは、構成部品の半径方向（高さ）に沿って取られた異なる横断面に配置される。
【００４１】
図６に示すチャネル構成の他の配置に対して、負圧側壁２６に沿って部分的に延在する入口部分３２を有する冷却チャネル１３０と、正圧側壁２４に沿って少なくとも部分的に延在する他方の冷却チャネル１３０とは位置合わせされ、出口部分３６は、正圧側２４に沿って少なくとも部分的に延在する他方のチャネル１３０の部分であるようになる。すなわち、図６に示すように、中間部分３４は、他方の（正圧側）チャネル１３０と交差する。
【００４２】
図９に示す例示的な構成に対して、少なくとも１つの冷却チャネル１３０が、負圧側壁２６に沿って少なくとも部分的に延在し、構成部品１００の後縁近傍３０の正圧側壁２４と交差する出口部分３８を含む。図９は、構成部品の後縁３０にある出口３８を示すが、上記に定義するように、出口３８は後縁近傍にあることだけが必要であることに留意されたい。図９に示すように、基材１１０はそれぞれの中空内部空間１１４と各冷却チャネル１３０との間に延在し、流体連通をもたらす少なくとも１つのアクセスチャネル１４０をさらに画定する。図９に示すように、各アクセスチャネル１４０は、各冷却チャネル１３０の基部１３４と交差する。
【００４３】
上述のように、溝１３２は、複数の異なる幾何形状を有することができる。図７および８に示す配置では、各溝１３２が開口１３６を有し、各溝１３２が、溝１３２の開口１３６で狭くなっており、したがって、リエントラント形状１３２を有し、各冷却チャネル１３０がリエントラント形状冷却チャネル１３０を備えるようになっている。リエントラント形状の溝は、米国特許出願第１２／９４３，６２４号に記載されている。具体的な構成に対して、リエントラント形状溝１３２の基部１３４は、各溝１３２の上部１３６よりも少なくとも２倍幅広い。例えば、溝１３２の基部１３４が０．７５ｍｍである場合、この構成では、上部１３６は、幅が０．３７５ｍｍよりも狭くなるであろう。さらに具体的な構成に対して、リエントラント形状溝１３２の基部１３４は、各溝１３２の上部１３６よりも少なくとも３倍幅広く、さらに具体的には、リエントラント形状溝１３２の基部１３４は、各溝１３２の上部１３６よりも約３〜４倍の範囲で幅広い。有利なことに、上部に対する基部の比率が大きいことによって、マイクロチャネル１３０に対する全体的な冷却体積が増加し、一方、コーティング１５０が溝１３２を充填せずに、コーティング１５０が溝１３２上に蒸着することを促進する（犠牲充填剤を使用せずに）。
【００４４】
特定の構成に対して、構造コーティング５４は、各溝１３２を完全につなぎ、コーティング１５０が各マイクロチャネル１３０を封止するようになる。しかし、他の構成に対して、構造コーティング５４は、１つまたは複数の透過性スロット１４４（例えば、コーティング内の気孔、またはコーティング内の間隙）を画定し、図８に示すように、構造コーティングが１つまたは複数の溝１３２のそれぞれを完全につなぐことがないようになる。図８は、均一でまっすぐな幾何形状を有するようにスロット１４４を概略的に図示しているが、典型的には、各スロット１４４は不規則な幾何形状を有し、コーティング１５０が付着され、厚さが増すと、スロット１４４の幅は変化する。最初に、コーティング１５０の第１の部分が基材１１０に付着されると、スロット１４４の幅は、マイクロチャネル１３０の上部１３６の幅の５０％まで達することがある。次いで、スロット１４４は、コーティング１５０が増加するにつれて、上部１３６の幅の５％まで、または５％未満に狭くなることがある。具体的な構成に対して、スロット１４４の幅は、最も狭い点で、各マイクロチャネル上部１３６の幅の５％〜２０％である。加えて、スロット１４４は多孔性であってもよく、その場合、「多孔性」スロット１４４はいくつかの結合部、すなわち、ゼロギャップを有するいくつかの点または場所を備えることができる。
【００４５】
有利なことに、冷却チャネルを後縁近傍に配置することによって、マイクロチャネル冷却が、作動中に後縁領域を冷却するように提供されることが可能であり、それにより、相対的に薄い後縁の使用を促進し、相対的に高い冷却効果をもたらす。特定の構成に応じて、厚さが５０％まで減少した後縁を採用することができる。本明細書で使用する場合、後縁の「厚さ」は、後縁曲率半径が存在する点間の正圧側から負圧側まで測定された物理的な厚さとして定義される。より薄い後縁によってもたらされる空気力学的改良は、改善された冷却効果と併せて利用されると、航空機エンジン用特定燃料消費（ＳＦＣ：ｓｐｅｃｉｆｉｃ  ｆｕｅｌ  ｃｉｎｓｕｍｐｔｉｏｎ）を低減することができ、固定式（陸上）ガスタービン向け複合サイクル効率を改善することができる。
【００４６】
加えて、上記の従来の技術ではなく、後縁を冷却するためにマイクロチャネル冷却を使用することによって、後縁端部をより高い剛率に維持することを促進する。次いで、これによって、従来技術で冷却された構成部品と比較して、マイクロチャネルによって冷却された構成部品の使用寿命が増す。
【００４７】
構成部品１００の後縁３０の近傍に冷却チャネル１３０を形成する方法が、図２〜９に関連して記載されている。図２および３に関連して上述したように、構成部品１００は、外面１１２および内面１１６を備える基材１１０を含み、基材１１０の内面１１６が少なくとも１つの中空内部空間１１４を画定し、基材１１０の外面１１２が正圧側壁２４および負圧側壁２６を画定する。正圧側壁２４と負圧側壁２６は、構成部品１００の前縁２８および後縁３０で接合されている。図３〜６に示すように、その方法が、基材１１０の外面１１２内に、構成部品１００の後縁３０近傍の正圧側壁２４および負圧側壁２６に沿って少なくとも部分的に延在する少なくとも１つの溝を形成するステップを含む。典型的には、および上記で論じたように、その方法は、基材１１０の外面１１２内に溝１３２を形成する前に、基材１１０を鋳造するステップをさらに含む。
【００４８】
図３〜６に示すように、その方法は、基材１１０内に少なくとも１つのアクセス孔１４０を形成するステップをさらに含み、各アクセス孔１４０は、各溝１３２の基部１３４を貫通して形成されてそれぞれの中空内部空間１１４と流体連通するように溝１３２を結合する。上述のように、アクセス孔を形成する技術は、本願の譲受人に譲渡された、Ｒｏｎａｌｄ  Ｓ．Ｂｕｎｋｅｒらの米国特許出願第１３／２１０，６９７号に提供されている。例えば、アクセス孔は研磨材液体噴射加工によって形成され得る。さらに、内部アクセス孔１４０は、一定の断面のまっすぐな孔、成形された孔（楕円形など）、あるいは収束型または発散型の孔のいずれかとして穿孔され得る。
【００４９】
図２、３、７および８に示すように、例えば、その方法は、基材１１０の外面１１２の少なくとも一部分の上にコーティング１５０を配置するステップをさらに含む。コーティング１５０およびコーティング１５０を配置するための例示的な蒸着技術は、上記に説明されている。しかし、具体的な工程に対して、基材１１０の外面１１２の少なくとも一部分の上にコーティング１５０を配置するステップは、イオンプラズマ蒸着を実施するステップを含む。具体的な構成に対して、コーティング１５０は超合金を含む。具体的な工程に対して、基材１１０の外面１１２の少なくとも一部分の上にコーティング１５０を配置するステップには、熱溶射工程を実施するステップを含む。例示的な熱溶射工程には、高速酸素燃料溶射（ＨＶＯＦ）および高速空気燃料溶射（ＨＶＡＦ）が含まれる。具体的な工程に対して、基材１１０の外面１１２の少なくとも一部分の上にコーティング１５０を配置するステップは、減圧プラズマ溶射（ＬＰＰＳ）工程を含む。上記で論じたように、コーティング１５０は、１つまたは複数の溝１３２の上に延在する少なくとも１つの構造コーティング５４を備え、１つまたは複数の溝１３２および構造コーティング５４が、共に、構成部品１００の後縁３０を冷却するための１つまたは複数のチャネル１３０を画定する。
【００５０】
上記で論じたように、具体的な構成に対して、溝はリエントラント形状である。具体的な工程に対して、Ｂｕｎｋｅｒらの米国特許出願第１２／９４３，６２４号に論じられており、例えば、図１０〜１２に図示されるように、リエントラント形状の溝１３２は、基材１１０の面１１２に研磨材液体噴射１６０を導くことによって形成される。例えば、リエントラント形状の溝１３２は、研磨材液体噴射１６０の第１のパス（図１０）で、研磨材液体噴射１６０を基材１１０の面１１２に対して横方向の角度で導き、次いでその横方向の角度と実質的に反対の角度で続きのパス（図１１）を作製することによって形成可能である。具体的な工程に対して、リエントラント形状の溝１３２を形成するステップは、少なくとも１つの追加のパス（図１２）を実施するステップをさらに含み、そのステップでは、研磨材液体噴射１６０が、横方向の角度と実質的に反対の角度との間の１つまたは複数の角度で、溝１３２の基部１３４の方へ導かれ、材料が溝１３２の基部１３４から除去されるようになる。より一般的には、リエントラント形状の溝１３２は、１つまたは複数の研磨材液体噴射、プランジ電解加工（ＥＣＭ）、スピニング電極（ＥＤＭミリング）を用いる放電加工（ＥＤＭ）、およびレーザ加工を使用して形成可能である。
【００５１】
上述のように、エーロフォイルの後縁領域に対してマイクロチャネル冷却を使用することにより、相対的により薄い後縁の使用が促進され、それによって、エーロフォイルの空気力学効率を改善する。加えて、後縁領域のマイクロチャネル冷却により、後縁領域を冷却する従来の手段に比較して、冷却効果が向上する。より薄い後縁と向上した冷却効果の組合せは、航空機エンジン用特定燃料消費（ＳＦＣ）を低減し、固定式（陸上）ガスタービン向け複合サイクル効率を改善すると解釈される。加えて、後縁領域を冷却するためにマイクロチャネルを使用することによって、後縁端部をより高い剛率に維持することを促進し、それによって、冷却された構成部品の使用寿命を向上させることになろう。
【００５２】
本発明の特定の特徴のみを本明細書に図示し、説明したが、多くの修正形態および変形形態が当業者には思いつくであろう。したがって、添付の特許請求の範囲は、本発明の真の精神の範囲内にある、そのようなすべての修正形態および変形形態を包含するものであると理解されたい。
【符号の説明】
【００５３】
１０  ガスタービンシステム
１２  圧縮機
１４  燃焼器
１６  タービン
１８  シャフト
２０  燃料ノズル
２４  基材の正圧側壁（構成部品）
２６  基材の負圧側壁（構成部品）
２８  構成部品の前縁
３０  構成部品の後縁
３２  冷却チャネルの入口部分
３４  冷却チャネルの中間部分
３６  冷却チャネルの出口部分
５２  垂直な面
５４  構造コーティングの内側層
５６  構造コーティングの外側層
７０  膜孔
１００  高温ガス流路構成部品
１１０  基材
１１２  基材の外面
１１４  中空内部空間
１１６  基材の内面
１３０  チャネル
１３２  溝
１３４  溝の基部
１３６  溝の開口（上部）
１４０  アクセス孔
１４２  膜孔
１４４  透過性スロット
１５０  コーティング
１６０  研磨材液体噴射
【図１】
2013221511.tif 000003
【図２】
2013221511.tif 000004
【図３】
2013221511.tif 000005
【図４】
2013221511.tif 000006
【図５】
2013221511.tif 000007
【図６】
2013221511.tif 000008
【図７】
2013221511.tif 000009
【図８】
2013221511.tif 000010
【図９】
2013221511.tif 000011
【図１０】
2013221511.tif 000012
【図１１】
2013221511.tif 000013
【図１２】
2013221511.tif 000014
【外国語明細書】
2013221511000001.pdf